IMECH-IR  > 高温气体动力学国家重点实验室
乘波飞行器气动布局初步设计研究
贾子安
Thesis Advisor王发民
2014
Degree Grantor中国科学院研究生院
Place of Conferral北京
Subtype硕士
Degree Discipline流体力学
Abstract近空间高超声速飞行器的研究具有非常重要的科研价值和战略意义,乘波体由于具有优良的气动性能成为高超声速布局形式的首选。气动布局对飞行器的飞行包线、总体布置、飞控系统设计、工艺方案等都有极其重要的影响。本文对乘波飞行器气动布局设计展开了细致研究,讨论了乘波体上下表面、尾部形状的设计和静稳定外形的获得,考虑了工程应用中对乘波体提出的要求;另一方面,在进气道设计基础上,进一步讨论了乘波体/进气道的一体化设计方法,相关结论可以作为乘波飞行器气动布局初步设计的参考。 在乘波体气动设计上,首先采用锥导、相切锥、虚拟体三种不同方法生成了乘波体,说明了不同方法的优势。在此基础上,对乘波体上表面、尾部形状设计进行研究,计算了三种不同尾部形式乘波体的气动性能,并分析了各自的适用情况,计算表明飞行高度在50km以下时对尾部形状的合理设计可以使升阻比显著提高。另一方面,从工艺角度出发提出了“直流线型”下表面,比较了与原始流面气动性能的差异。在乘波体设计方法上,本文基于相切锥乘波体激波角、下反角和后掠角之间的几何关系,提出了基于三维前缘线的乘波体设计方法,为与进气道的一体化设计提供了很好的解决方案。 其次,从飞行安全和控制角度出发,对飞行器纵向、横航向静稳定性展开了研究。在纵向静稳定性上,以相切锥乘波体为基础,建立了简化的微元计算模型,推导了纵向压心系数计算公式,得到“下凸”型流线有利于保证纵向静稳定的结论,并通过数值算例得到了验证,以该结论为基础,进一步分析了配平舵对纵向静稳定性的影响。在横航向静稳定性上,说明了飞机设计中相关理论在高超声速条件下的适用性,分析了各种不同乘波体布局外形具有的静稳定特性。 再者,设计了二元进气道和Busemann进气道,数值计算表明最优波系理论方法设计二元进气道在某些条件下没有设计解。在此基础上,通过进气道、隔离段、燃烧室和尾喷管的一体化CFD计算,讨论了内流道的流场结构和进气道的起动性能,计算表明二元进气道燃烧室流动均匀性难以保证,且喷嘴位置、燃料喷射对流场结构有重要影响。 最后,对进气道/乘波体一体化设计方法作了初步研究,包括相切锥与二元进气道的集成设计,在多楔压缩基准流场上设计压缩能力良好的乘波前体以及Busemann进气道与相切锥乘波体高度耦合的一体化设计。对初步设计得到一体化的外形开展了CFD性能评估。
Call Number31097
Language中文
Document Type学位论文
Identifierhttp://dspace.imech.ac.cn/handle/311007/48985
Collection高温气体动力学国家重点实验室
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GB/T 7714
贾子安. 乘波飞行器气动布局初步设计研究[D]. 北京. 中国科学院研究生院,2014.
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